航天器轨道动力学与控制(下)--李建辉PPT课件

1,.,01.,02.,03.,CONTENT,概述,01,轨道控制系统,轨道控制方法,轨道控制应用,变轨控制与轨道机动,空间交会对接,返回与着陆,地月及星际飞行的轨道控制,轨道保持与星座控制,主要内容,02,对航天器的质心施加外力，以改变其运动轨迹的技术，称作航天器轨道控制；实现航天器轨道控制的装置的组合，称为航天器轨道控制系统。,主动飞行段,航天器轨道控制,自由飞行段,控制：稳定,制导：导引律,导航：轨道确定,控制器,测量系统,航天器,推进系统,速度增量,v,轨道控制要求（包括姿态控制要求）,1、非自主轨道控制原理方块图（星地大回路测控系统）,2、自主轨道控制系统原理图,运载火箭把卫星送入轨道时，存在各种入轨误差，轨道捕获就是指消除入轨误差，使卫星进入标准轨道。,？,测量系统的评价标准：能观度与冗余测量（与*）。,非自主轨道控制的观测仪器,自主轨道控制用测量敏感器,自主导航用组合仪器,1、单脉冲雷达2、多普勒测速仪3、干涉仪4、光学摄影机,1、惯性参考基准：如太阳敏感器、星敏感器、陀螺等。2、近体敏感器：如地球敏感器、陆标跟踪器、月球跟踪器,1、天文导航2、以地球目标为测量参考3、对已知信标的距离测量4、惯性导航方法,空间六分仪的导航概念,用两颗恒星测量角的导航原理,GPS-惯性-星光组合仪的原理图IMU：三套惯性测量装置；ST：两套星光跟踪器,返回式卫星的控制系统组成：控制器与姿态控制器共同组成,轨道机动是使航天器从初始轨道出发，通过一次或多次变轨，最终到达目标轨道。,轨道拦截,轨道转移,轨道交会,按照目标轨道要求分类,工程实现,变轨控制的工程实现,1、导航和导引,3、姿态测量的限制,2、姿态稳定,5、推进发动机的限制,4、飞行要求和操作复杂性的限制,变轨动力学一般情形,1,3,2,脉冲推力模型,小推力模型（适用于轨道修正）,有限推力模型,推力模型,大推力变轨的脉冲近似,大推力是指推力加速度远大于引力加速度，但与脉冲推力还有一定差距，仍然属于有限推力情形。,可以先用脉冲推力模型求出完成任务所需要的导引律，然后根据一定的等价关系求出相应的有限推力导引律。,变轨动力学小特征速度情形,小特征速度可用于轨道修正，假定变轨前后和变轨过程中轨道积分常数改变不大。此外假定燃料消耗不多，认定航天器质量也是常数。这样便可以得线性化动力学方程。,近圆轨道只有运动三者叠加：轨道平面内的平均运动、轨道平面内的周期运动、轨道平面外运动,三种脉冲的控制作用,1、平均漂移率d的控制,2、偏心率矢量e的控制,3、偏心率和漂移率同时控制（平面内轨道转移）,4、平均径度差，漂移率和偏心率e同时控制（平面内轨道交会）,5、倾角矢量i的控制,切向脉冲,径向脉冲,法向脉冲,定点捕获,定点以东,最优轨道控制,从数学上看，确定最优控制问题可以表述为：在运动方程和允许控制范围的约束下，对以控制函数和运动状态为变量的性能指标函数（称为泛函）求取极值（极大值或极小值）。1925年霍曼提出“霍曼转移”1956年原苏联数学家庞特里亚金（Pontryagin）提出的极大值原理1957年贝尔曼提出的动态规划法为标志。1963年劳顿出版名为“空间航行的最有轨道”.解决最优控制问题的主要方法有古典变分法、极大值原理和动态规划,静止轨道卫星的轨道保持,1、日、月引力产生的轨道倾角长期及长周期摄动是南北位置保持要克服的主要摄动2、卫星东西位置依赖平经度及偏心率，只要适当改变标称同步轨道半长轴，则可以抵消摄动的平经度恒定漂移项,静止轨道卫星的轨道保持,位置保持策略1）东西方向位置保持修正策略a、漂移率修正b、漂移率、偏心率修正模式（偏心率摄动大）2）南北方向位置保持修正策略卫星的轨道倾角小于给定值,星座轨道控制,相对位置保持,绝对位置保持,要求星座中个卫星的升交点和倾斜角的变化率和相对相位保持为同一值。（不能减少推进剂及工作量，可能使